CN108979732A - 具有末端轨冷却的翼型件 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及用于冷却涡轮发动机的翼型件末端的设备和方法，该设备可包括翼型件，例如冷却的涡轮叶片，翼型件具有延伸到末端壁外的末端轨，末端壁包围末端处的翼型件的内部。可以在末端轨中提供多个冷却孔。可通过冷却孔从翼型件的内部提供冷却流体流，以冷却翼型件的末端。

Description

具有末端轨冷却的翼型件
技术领域
本发明涉及用于冷却涡轮发动机的翼型件末端的设备和方法。
背景技术
涡轮发动机，且特别是燃气或燃烧涡轮发动机是旋转发动机，其从通过发动机到众多旋转涡轮叶片上的燃烧气体流提取能量，并且在一些情况下(例如飞行器)产生推力以用于推进。
用于飞行器的燃气涡轮发动机设计成在高温下运行以最大化发动机效率，所以冷却某些发动机部件(例如涡轮区段中的那些部件)是有益的。通常，通过将较冷的空气从高和/或低压压缩机输送到需要冷却的发动机部件来实现冷却。高压涡轮中的温度可以为1000℃到2000℃，来自压缩机的冷却空气可以为500℃到700℃，此温差足以冷却高压涡轮。
现代的涡轮叶片以及轮叶或喷嘴通常包括用于传送冷却空气通过叶片以冷却叶片的不同部分的一个或多个内部冷却回路，并且可以包括用于冷却叶片的不同部分(例如叶片的前缘、后缘和末端)的专用冷却回路。
发明内容
在一方面，本公开涉及一种翼型件，包括：外壁，所述外壁界定内部并限定压力侧和吸力侧，所述压力侧和所述吸力侧在前缘和后缘之间延伸以限定弦向方向，并且在根部和末端之间延伸以限定展向方向；末端轨(tip rail)，所述末端轨在所述展向方向上从所述末端突出，并限定末端增压室；以及至少一个冷却通道，所述至少一个冷却通道从与所述内部连通的入口延伸到靠近所述翼型件的后缘的所述末端处的出口，其中，所述末端轨限定所述出口的至少一部分。
可选地，所述出口沿所述外壁定位在所述翼型件的吸力侧。所述出口的至少一部分定位在所述末端增压室内。
可选地，所述至少一个冷却通道是铸造冷却通道。铸造冷却通道是沿所述末端轨具有出口的多个铸造冷却通道。所述铸造冷却通道中的至少一个为弧形。
可选地，所述出口具有周界，并且所述末端轨限定所述周界的至少一部分。出口定位在所述末端增压室中，所述吸力侧在所述末端增压室与所述压力侧汇合。
可选地，除了在所述后缘处形成末端槽的空隙之外，所述末端轨包围所述翼型件。翼型件，还包括肋，所述肋在所述末端槽处从所述末端延伸到所述末端轨。
在另一方面，本公开涉及一种翼型件，包括：外壁，所述外壁界定内部并限定压力侧和吸力侧，所述压力侧和所述吸力侧在前缘和后缘之间延伸以限定弦向方向，并且在根部和末端之间延伸以限定展向方向；末端轨，所述末端轨在所述展向方向上从所述末端突出，并限定末端增压室；以及多个冷却通道，所述多个冷却通道从与所述内部的连通的入口延伸到靠近所述翼型件的后缘的末端处的出口，其中，所述末端轨限定所述出口的至少一部分，所述出口相互之间流体隔离。
可选地，所述出口沿所述外壁定位在所述翼型件的吸力侧。所述出口的至少一部分定位在所述末端增压室内。出口定位在所述末端增压室中，所述吸力侧在所述末端增压室与所述压力侧汇合。
可选地，除了在所述后缘处形成末端槽的空隙之外，所述末端轨包围所述翼型件。
可选地，翼型件还包括肋，所述肋在所述末端槽处从所述末端延伸到所述末端轨。
可选地，所述多个冷却通道为铸造冷却通道。所述铸造冷却通道中的至少一个为弧形。
在又一方面，本公开涉及一种冷却翼型件的末端的方法，所述方法包括：通过冷却通道从所述翼型件的内部供应冷却流体；通过在由所述翼型件的末端轨限定的末端增压室中的出口排出所述冷却流体；以及使所述冷却流体冲击到所述末端轨的内表面上。
可选地，上述方法中冲击发生在所述翼型件的后缘处的支撑板的内表面上。
可选地，上述的方法中供应冷却流体还包括通过铸造冷却通道供应冷却流体。
附图说明
在附图中：
图1是用于飞行器的涡轮发动机的一部分的示意性横截面图。
图2是包括具有冷却孔的末端的图1发动机的翼型件的等距图。
图3是通过截面III-III截取的图2翼型件的截面图，说明翼型件内的冷却通路。
图4是图2翼型件的后缘处具有冷却孔的末端的等距图。
图5是图2翼型件的后缘处末端的俯视图。
图6A是用于形成图2的一些冷却孔的熔模铸造核心部分的横截面图。
图6B是用于形成图2的一些冷却孔的替代性熔模铸造核心部分的横截面图。
图7是图4的等距图(isometric view)，示出冷却翼型件的末端的方法。
具体实施方式
本文中描述的本公开的各方面涉及翼型件的末端，所述末端包括冷却孔，所述冷却孔具有在末端轨的至少一部分中形成的出口。出于说明目的，将关于在飞行器的燃气涡轮发动机中的涡轮的叶片描述本公开。然而，应当理解，本说明书所描述的本公开的方面不限于此，并且可以在包括压缩机的发动机内以及在非飞行器应用中具有一般适用性，非飞行器应用例如其它移动应用以及非移动的工业、商业和住宅应用。
如本文所使用，术语“前部”或“上游”是指在朝向发动机入口的方向上移动，或一个部件与另一部件相比相对更靠近发动机入口。与“前部”或“上游”结合使用的术语“后部”或“下游”是指朝向发动机的后部或出口的方向或者与另一部件相比相对更靠近发动机出口。
另外，如本文所使用，术语“径向”或“径向地”是指在发动机的中心纵向轴线与外部发动机圆周之间延伸的尺寸。如本文所使用，“组”可包括任何数目的特定元件，包括只有一个。
所有方向性参考(例如，径向、轴向、近侧、远侧、上部、下部、向上、向下、左、右、侧向、前方、后方、顶部、底部、上方、下方、竖直、水平、顺时针、逆时针、上游、下游、向前、向后等)仅用于识别目的以辅助读者理解本公开，并且具体地关于位置、取向或本说明书所述本公开的方面的用途并不产生限制。除非另外指明，否则连接参考(例如，附接、耦合、连接和接合)应在广义上来解释，且可以包括一系列元件之间的中间构件以及元件之间的相对移动。因此，联接参考不一定推断出两个元件直接联接且彼此成固定关系。示范性附图仅仅是出于说明的目的，且本发明的附图中反映的尺寸、位置、次序和相对大小可变化。
图1是用于飞行器的燃气涡轮发动机10的一部分的示意性横截面图。发动机10具有从前部14向后部16延伸的纵向延伸的轴线或中心线12。发动机10以下游串联流动关系包括：风扇区段18，其包括风扇20；压缩机区段22，其包括升压器或低压(LP)压缩机24和高压(HP)压缩机26；燃烧区段28，其包括燃烧器30；涡轮区段32，其包括HP涡轮34和LP涡轮36；以及排气区段38。
风扇区段18包括环绕风扇20的风扇外壳40。风扇20包括围绕中心线12径向安置并且可在风扇外壳40内旋转的多个风扇叶片42。HP压缩机26、燃烧器30和HP涡轮34形成发动机10的核心44，其产生燃烧气体并从燃烧气体中提取能量。核心44由核心外壳46环绕，所述核心外壳46可与风扇外壳40连接。
围绕发动机10的中心线12同轴安置的HP轴或转轴48以传动方式将HP涡轮34联接到HP压缩机26。在较大直径环状HP转轴48内围绕发动机10的中心线12同轴安置的LP轴或转轴50以传动方式将LP涡轮36联接到LP压缩机24和风扇20。转轴48、50可围绕发动机中心线旋转且连接到多个可旋转元件，所述多个可旋转元件可以共同界定转子51。
LP压缩机24和HP压缩机26分别包括多个压缩机级52、54，其中一组压缩机叶片56、58相对于对应一组静态压缩机轮叶60、62(也被称为喷嘴)旋转以压缩或加压通过所述级的流体流。在单个压缩机级52、54中，多个压缩机叶片56、58可以成环提供，且可以相对于中心线12从叶片平台径向向外延伸到叶片末端，同时对应的静态压缩机轮叶60、62定位于旋转叶片56、58的上游且邻近于所述旋转叶片。应注意，图1中所示的叶片、轮叶和压缩机级的数目仅出于说明性目的而选择，且其它数目也是可能的。
用于压缩机的级的叶片56、58可以安装到圆盘61，所述圆盘安装到HP转轴48和LP转轴50中的对应一个，其中每一级具有其自身的圆盘61。用于压缩机的级的轮叶60、62可以成圆周布置安装到核心外壳46。
HP涡轮34和LP涡轮36分别包括多个涡轮级64、66，其中一组涡轮叶片68、70相对于对应一组静态涡轮轮叶72、74(也被称为喷嘴)旋转以从通过所述级的流体流提取能量。在单个涡轮级64、66中，多个涡轮叶片68、70可以成环提供，且可从叶片平台向叶片末端相对于中心线12径向向外延伸，同时对应的静态涡轮轮叶72、74定位在旋转叶片68、70的上游且邻近于所述旋转叶片。应注意，图1中所示的叶片、轮叶和涡轮级的数目仅出于说明性目的而选择，且其它数目也是可能的。
用于涡轮的级的叶片68、70可以安装到圆盘71，所述圆盘安装到HP转轴48和LP转轴50中的对应一个，其中每一级具有专用圆盘71。用于压缩机的级的轮叶72、74可以成圆周布置安装到核心外壳46。
与转子部分互补，发动机10的静止部分，例如压缩机区段22和涡轮区段32当中的静态轮叶60、62、72、74，也个别地或共同地称为定子63。因此，定子63可以指代整个发动机10中的非旋转元件的组合。
在操作中，退出风扇区段18的空气流被分裂以使得空气流的一部分经通道进入LP压缩机24，所述LP压缩机随后将加压空气76供应到HP压缩机26，所述HP压缩机进一步使空气加压。来自HP压缩机26的加压空气76与燃烧器30中的燃料混合且被点燃，进而产生燃烧气体。HP涡轮34从这些气体提取一些功，从而驱动HP压缩机26。燃烧气体被排放到LP涡轮36中，所述LP涡轮提取额外的功以驱动LP压缩机24，且燃烧气体最终通过排气区段38从发动机10排放出去。LP涡轮36的驱动驱动了LP转轴50以使风扇20和LP压缩机24旋转。
在压缩机区段22中产生的加压气流76的一部分可以作为放气77从压缩机区段22汲取。放气77可以从加压空气流76汲取并且提供到需要冷却的发动机部件。进入燃烧器30的加压气流76的温度显著提高。因此，由放气77提供的冷却对于这些发动机部件在高温环境中的操作是必要的。
来自风扇区段18的气流78的其余部分绕过LP压缩机24和发动机核心44，且通过静止叶片排、更具体地出口导叶组件80退出发动机组件10，所述出口导叶组件在风扇排气侧84处包括多个翼型导叶82。更具体来说，邻近于风扇区段18利用一排圆周径向延伸的翼型导叶82以对气流78施加一定方向性控制。
气流78可以是冷却流体，其用于冷却发动机10的若干部分，尤其是热部分，和/或用于对飞行器的其它方面进行冷却或提供动力。在涡轮发动机的情形中，发动机的热部分通常在燃烧器30的下游，尤其是涡轮区段32，其中HP涡轮34是最热的部分，因为其正好在燃烧区段28的下游。冷却流体的其它源可以是但不限于从LP压缩机24或HP压缩机26排放的流体。
参照图2，形式为涡轮叶片68之一的发动机部件包括燕尾榫86和翼型件88。翼型件88包括末端90和根部92，在其之间限定展向方向。在末端90提供末端壁94，末端轨96具有内表面98，并从末端壁94延伸以限定末端增压室100。可选的末端挡板102显示于末端90处，并从末端轨96沿末端壁94延伸。翼型件还包括前缘104和后缘106，在其之间限定弦向方向。末端轨96包围除了空隙108之外的翼型件88，空隙108限定末端轨96的末端槽110，如圆圈IV中突出显示的。邻近末端轨96在末端90处在空隙108内提供多个冷却孔112。还考虑了可沿翼型件88的后缘106在展向方向上提供冷却孔112。
翼型件88通过根部92处的平台114安装到燕尾榫86。平台114有助于径向地容纳由叶片68驱动的涡轮发动机主流气流。燕尾榫86可以被构造成安装到发动机10上的涡轮转子盘以驱动叶片68。燕尾榫86还包括至少一个入口通路116，示范性燕尾榫86显示为具有三个入口通路116。入口通路116延伸通过燕尾榫86和平台114，以提供与翼型件88在对应通路出口118的内部流体连通。每个通路出口118可流体联接到一个或多个内部冷却通路119。入口通路116、通路出口118、内部冷却通路119和冷却孔112可相互流体联接，在翼型件88内形成一个或多个冷却回路121。应当认识到，燕尾榫86以横截面示出，使得入口通路116被包围在燕尾榫86的主体内。冷却流体流C，例如气流77和/或气流78可通过入口通路116提供至翼型件88，在通路出口118排出。
现在参照图3，翼型件88包括外壁120，外壁120具有接合在一起以限定翼型件88的形状的凹形压力侧122和凸形吸力侧124。操作中，翼型件88在使压力侧122跟随吸力侧124的方向上旋转。因此，如图3中所示，翼型件88会朝着页面的顶部向上旋转。
内部130由外壁120限定。显示为肋132的一个或多个内部壁可将内部130划分成多个冷却通路119。冷却通路119可以流体联接到形成于翼型件88内的一个或多个其它冷却通路119或特征，以限定一个或多个冷却回路121。应认识到，如图示的，翼型件88的内部结构是示范性的。翼型件88的内部130可以以各种不同方式组织，并且冷却通路119可以包括在展向方向延伸的单通路，或者可以是复杂的冷却回路，具有多个特征，在非限制性实例中例如通路、通道、入口、出口、肋、销钉组、回路、子回路、膜孔、增压室、网孔、湍流器或其它。优选地，冷却通路119将与燕尾榫86的入口通路116流体连通。冷却通路119中的至少一个与冷却孔112流体连通。
现在参照图4，空隙108被放大以图示支撑板140。支撑板140可以是楔或肋，楔或肋成形为至少部分地容纳空隙108。在沿压力侧122邻近后缘106处，支撑板140在末端壁94处固定到末端90。支撑板140从末端壁94延伸到末端轨96，并沿吸力侧124固定到末端轨96。支撑板140因此部分地容纳末端增压室100，内表面142面向末端壁94。支撑板140因此部分地填充空隙108。尽管图示了支撑板140，但应理解支撑板140是具有任何形状或形式的可选特征。还考虑了末端轨96可完全包围翼型件88，完全填充末端槽110，在邻近后缘106处部分地容纳末端增压室100。
末端壁94容纳翼型件88的内部130。末端壁94可以基本上是平的，同时考虑了末端壁94的轮廓线。末端壁94可基本上正交于相邻的外壁120延伸。此外，末端壁94可以至少部分地形成一个或多个冷却通路119以及冷却回路121。
铸造冷却通道144可将冷却通路119与冷却孔112流体联接。铸造冷却通道144从冷却通路119的入口146延伸到出口148，所述出口148限定末端90处的冷却孔112。出口148沿外壁120定位在翼型件88的吸力侧124。应理解，如果翼型件的温度要求在压力侧上有更大的冷却，则出口148应沿压力侧122定位。出口148至少部分地定位在末端增压室100内，在此吸力侧124在翼型件的后缘128处与压力侧122汇合。尽管将每个冷却孔112显示为具有入口146和出口148，但考虑了冷却孔112可以共用入口146或出口148，基于流速和特定的翼型件88的要求，这是可取的。还考虑了铸造冷却通道144也沿后缘106将冷却通路119流体联接到后缘106和冷却孔112。此外，应理解，取决于需要最大冷却的面积，铸造冷却通道144可定位在沿翼型件的翼弦的任何地方，包括前缘126。
转向图5，图4的俯视图更清楚地描绘具有周界150的出口148，其中，末端轨96限定周界的150的至少一部分151。周界150的剩余部分155可定位在末端壁94中。还考虑了铸造冷却通道144端接于出口148，出口148具有长方形的或椭圆形形状以限定扩散区段。所描绘的通道的类型和出口的形状出于示意性目的，并非出于限制性的。
铸造冷却通道144可以是沿末端轨96具有出口148的多个铸造冷却通道144，其中，每个冷却孔112的周界150的至少一部分151由末端轨96限定。为了清楚起见，去掉了支撑板140，说明每个出口148与其它出口148流体隔离。为了实现沿末端轨96具有出口148的铸造冷却通道144，使用熔模铸造过程。
转向图6A，在铸造冷却通道144的示范性布局中图示熔模铸造核心156的一部分。在熔模铸造过程中，一个或多个模具容纳熔模铸造核心156。熔融材料作为非限制性实例是金属合金，其被引入到模具中并冷却以形成翼型件88。熔模铸造核心156可通过浸析(leaching)去掉，其中，熔模铸造核心156可被液化，在一个非限制性实例中通过加热液化，并通过浸析孔(未示出)排出。
熔模铸造核心156形成冷却通路119和冷却通道144。因此，熔模铸造核心是在完成时将出现在翼型件88中的内部通路(具体是冷却通路119和铸造冷却通道144)的实体表示。
冷却孔112和冷却通道144可形成角度、形成相符轮廓以及不在一条视线上，以用于热传递优化。在图6B中图示冷却通道244的实体表示的另一示范性布局。熔模铸造核心250可以模制有弯曲的冷却通道242，使得冷却空气C以特定角度引入到末端轨200。考虑了铸造冷却通道144、244的其它几何形状，不应局限于图示的示范性布局。
转向图7，在类似于图4的图中图示冷却翼型件88的末端90的方法300。为了清楚起见，去掉了图4中的一些标号。方法300包括在302，通过冷却通路119从翼型件88的内部130供应冷却流体C。接着，在304，沿末端轨96通过出口148排出冷却流体C。最后，在306，使冷却流体C冲击到末端轨96的内表面98上。冲击出现在翼型件的后缘106或者邻近翼型件的后缘106。还考虑了冲击所发生的表面是支撑板140的内表面142。
本文中讨论的本公开的各方面涉及在翼型件的末端的铸造冷却孔，这促进热传递和膜冷却传送到对于机加工冷却孔通常不可接近的位置，作为非限制性实例，在靠近后缘的翼型件的末端处钻出冷却孔。尽管本文中讨论的本公开针对末端的后缘，但不一定局限于后缘末端拐角。
与本文中讨论的冷却孔关联的益处包括在后缘末端改进的热传递，在后缘末端处的几何形状通常妨碍钻冷却孔。这使得膜设置在传统机加工不能可靠地制造的区域，因为孔可直接设置在侧壁上，以改进膜性能，而传统的机加工要求与壁有某些间隙。通过沿壁直接具有铸造冷却孔，也改进沿末端轨的末端膜的性能。使用熔模铸造过程实现有形状的孔的几何形状，不在一条视线的孔以及非线性的孔，改进了热传递和膜性能。
与熔模铸造核心关联的另外的好处是铸造冷却通道的实体表示充当翼型件生产过程中的核心支撑件和浸析孔。铸造冷却通道的这些实体表示用可用作冷却孔的轮廓支撑件取代典型的径向核心支撑件，提高了核心生产率。将铸造冷却通道的实体表示用作核心支撑件，取代传统的末端杆，这可降低成本，提高产量。
在具有末端槽的翼型件上增加支撑板，改进了板的硬度，这可有助于改善高循环疲劳能力，特别是对于后缘处的末端轨。传统的机加工不能可靠地在紧密肋/末端轨的位置钻孔，因此铸造冷却孔允许在后缘末端有更好的膜性能，这又等同于有更好的精确燃料消耗和/或叶片的改进耐用性。
在尚未描述的程度上，各种实施例的不同特征和结构可按需要彼此组合使用。一个特征未在所有实施例中说明并不意味着被解释为它不能这样，而是处于简化描述的目的。因此，必要时可以混合和匹配不同实施例的各种特征以形成新的实施例，而无论是否已明确描述所述新的实施例。本发明涵盖本文所描述的特征的所有组合或排列。
应当理解，所公开设计的应用不限于具有风扇和升压器区段的涡轮发动机，而且还适用于涡轮喷气和涡轮发动机。
本书面描述使用示例来描述本说明书所述的本公开的方面，包括最佳模式，并且还使本领域技术人员能够实践本公开的方面，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何所并入的方法。本公开的方面的可获专利的范围由权利要求书限定，并且可以包括所属领域的技术人员想到的其它示例。如果此类其它实例具有并非不同于权利要求书的字面语言的结构要素，或如果它们包括与权利要求书的字面语言无实质差异的等效结构要素，那么它们既定在权利要求书的范围内。

Claims (10)

1.一种翼型件，包括：
外壁，所述外壁界定内部并限定压力侧和吸力侧，所述压力侧和所述吸力侧在前缘和后缘之间延伸以限定弦向方向，并且在根部和末端之间延伸以限定展向方向；
末端轨，所述末端轨在所述展向方向上从所述末端突出，并限定末端增压室；以及
至少一个冷却通道，所述至少一个冷却通道从与所述内部连通的入口延伸到靠近所述翼型件的后缘的所述末端处的出口，其中，所述末端轨限定所述出口的至少一部分。
2.根据权利要求1所述的翼型件，其中，所述出口沿所述外壁定位在所述翼型件的吸力侧。
3.根据权利要求2所述的翼型件，其中，所述出口的至少一部分定位在所述末端增压室内。
4.根据权利要求1所述的翼型件，其中，所述至少一个冷却通道是铸造冷却通道。
5.根据权利要求4所述的翼型件，其中，所述铸造冷却通道是沿所述末端轨具有出口的多个铸造冷却通道。
6.根据权利要求5所述的翼型件，其中，所述铸造冷却通道中的至少一个为弧形。
7.根据权利要求1所述的翼型件，其中，所述出口具有周界，并且所述末端轨限定所述周界的至少一部分。
8.根据权利要求7所述的翼型件，其中，所述出口定位在所述末端增压室中，所述吸力侧在所述末端增压室与所述压力侧汇合。
9.一种翼型件，包括：
外壁，所述外壁界定内部并限定压力侧和吸力侧，所述压力侧和所述吸力侧在前缘和后缘之间延伸以限定弦向方向，并且在根部和末端之间延伸以限定展向方向；
末端轨，所述末端轨在所述展向方向上从所述末端突出，并限定末端增压室；以及
多个冷却通道，所述多个冷却通道从与所述内部连通的入口延伸到靠近所述翼型件的后缘的末端处的出口，其中，所述末端轨限定所述出口的至少一部分，所述出口相互之间流体隔离。
10.一种冷却翼型件的末端的方法，所述方法包括：
通过冷却通道从所述翼型件的内部供应冷却流体；
通过在由所述翼型件的末端轨限定的末端增压室中的出口排出所述冷却流体；以及
使所述冷却流体冲击到所述末端轨处的内表面上。
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